用 Euler 方程计算某些特殊的二维分离流动

采用非定常Ｅｕｌｅｒ方程、总体时间步长、隐式时间推进，计算了几种特殊类型钝体的二维有分离绕流。一类是光滑的圆柱体，在跨音速时计算出因激波诱导分离而周期性地脱落在尾迹上的非对称涡排。另一类是带尖角的物体，如三角形柱体，计算出从尖角处脱落在尾迹上的分离旋涡，形成卡门涡街。对这两类物体，计算的平均阻力系数，分离涡脱落的Ｓｔｒｏｕｈａｌ数以及流态都与实验接近。结果表明，对于这类绕流问题，用非定常Ｅｕｌｅｒ方程计算，具有一定工程实用意义。     

大迎角细长体头涡结构演变的非定常现象研究

细长旋成体绕流中位于尖部附近的一对头涡在迎角增至一定程度时,会表现出很强的非定常特征,而此时后体上为类卡门涡脱落区域。为了寻找这对头涡的非定常特征随迎角变化的规律,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了在很大迎角下旋成体头涡的脉动频率随迎角基本呈线性变化的规律,而后体上的卡门涡脱落频率则与迎角的正弦值成正比。     

方背Ahmed模型非定常尾迹的实验研究

方背Ahmed模型是一种简化的商用车类车体模型，气流在尾部发生分离形成回流区，使背部产生负压继而带来较大的气动阻力。利用风洞实验对1/4缩比的方背Ahmed模型的非定常尾迹进行了精细测量和统计分析，实验雷诺数为9.2×104。背部压力、粒子图像测速（PIV）和热线测量结果表明方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现出3种流动特征的相互耦合:左右涡结构不对称分布的双稳态特征、水平以及垂直方向的涡脱落和回流区的周期性抽吸。其中双稳态现象在非定常尾迹中占主导作用，表现出2种稳定状态（水平不对称）的交替出现（转换概率P_转换=0.149），且每种稳定状态可维持较长的时间尺度（平均维持时间约为6 s），其频谱特性满足-2次幂律分布；水平和垂直方向剪切层振荡引起的涡脱落频率分别为Sr_H=0.13和0.17；回流区周期性抽吸的频率为Sr_H=0.07。3种流动结构共存并相互作用，从而使方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现复杂的三维湍流特性。     

圆柱体绕流尾迹的PIV测量

PIV是一种先进的流场定量测量技术,在生产性风洞中的应用前景非常广泛。利用PIV测量技术,采用双CCD摄像机在EL-5低速生产性风洞中对不同的雷诺数Re下圆柱体绕流尾迹进行定量的测量,给出了圆柱体绕流尾迹的瞬时速度场、涡量场和流场的流线图。通过测量发现剪切层的相互作用是圆柱体绕流尾迹区旋涡形成和脱落的重要因素,并直接验证了Gerrard的绕流尾迹理论;在雷诺数Re=104-105范围内,随着雷诺数的增大圆柱绕流近尾迹区旋涡形成区域长度在逐渐缩短。     

旋转弹体大攻角非对称涡效应的分析

本文研究了旋转旋成体在超声速大攻角下的体涡非对称脱落和弹体上气动力和力矩的数值计算方法。文中采用冲击横流比拟概念,将绕旋成体的三维、定常、分离流问题转化为二维、非定常、分离流问题来求解。弹体位流模型用沿弹体轴线分布的源汇和偶极子来模拟,弹体背风区的分离涡则用横流平面中的大量离散点涡来模拟。采用经修改的 Stratford 准则来检验横流平面中边界层是否分离。典型算例结果表明,本文提出的方法能正确描述旋转弹体大攻角流动的主要特征。     

双极性等离子体激励器圆柱绕流控制实验研究

在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离.实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场.实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力.在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好.     

基于时间解析PIV的圆柱绕流尾迹特性研究

采用时间解析PIV（采样频率为1000Hz）在0.55m×0.4m声学风洞中测量了直径D=20mm圆柱后方7.5倍直径、圆柱两侧各3.3倍直径所围成范围内的绕流尾迹在雷诺数Re=2.74×104下的非定常流场。针对PIV获得的速度场数据，进行流场和频谱特性分析，探讨了圆柱绕流尾迹中的平均流场和脉动流场特性，以及旋涡脱落的频率特性。提出了基于速度场之间相关性的相位平均分析方法，系统分析了圆柱上下两侧旋涡交替生成、脱落、发展并耗散的完整演化过程。结果表明:在圆柱后方存在一个低速回流区，其中心0.8D的位置附近是流动结构变化最剧烈的区域；圆柱后方1.9D位置附近是上/下两侧脱落旋涡交汇、耦合的区域，湍流脉动最强；圆柱绕流尾迹中，旋涡脱落频率对应的斯特劳哈尔数稳定在0.2左右；基于速度场之间相关性的相位平均分析方法简单有效，可以准确地识别绕流尾迹中旋涡交替脱落和发展的时空演化过程，在非定常流场测量方面具有普遍推广意义。     

绕细长旋成体非对称涡非定常性的实验研究

详细地给出了尖锥头和椭球头细长旋成体大迎角绕流非对称侧向力的时均值和脉动值的实验结果,特别是检测了侧向力低频大振幅分量的脉动特性。实验结果表明,在迎角0°～40°范围内时均升力系数和阻力系数实验结果和由横流理论预测的结果基本一致,时均侧力系数存在的迎角范围及其最大值尖锥头明显大于椭球头旋成体。由侧力瞬时值的时间过程表明,细长体大迎角绕流非对称背涡具有明显的非定常特征(即使在中等迎角30°～40°情况下,绕流就表现为非定常的),反映在侧力系数过程线上是一个非周期的随机过程,由不同频率和振幅的分量组成。其中,低频大振幅分量由分离涡核的振动引起,中等频率分量由类似于Karman涡的脱落引起,高频小振幅分量主要由分离剪切层中的小尺度湍涡(eddies)和来流湍流度引起。实验还发现,虽然随迎角的增加,低频分量的振幅不断增大,但主频基本保持不变,对于尖锥体约1.0Hz,对于椭球体约2.0Hz。     

压气机叶栅端壁叶尖涡系结构非定常特性研究

为了研究压气机带间隙平面叶栅近失速工况下叶尖涡系结构特点以及其非定常流动特性,本文采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法对典型叶栅进行数值计算并结合Q准则分析叶尖涡系结构特点,探索流动规律及叶尖涡系耦合过程。研究表明:与额定工况相比,近失速工况叶尖流场更为复杂,并通过大涡模拟观察到了次泄漏涡的存在;额定工况下泄漏涡不发生破碎,主次泄漏涡在近失速条件下均发生破碎,破碎后形成的低能流体与尾缘分离涡是造成叶尖堵塞及损失的主要原因;次泄漏涡在不同时刻生成点位置及与弦长夹角周期性变化,次泄漏涡的摆动与叶尖角区分离涡团的周期性脱落是叶尖非定常性的主要原因。     

横向振动方柱锁定区近尾迹结构

对雷诺数为150≤Re≤3600,振幅与柱宽比 A/h 为0.24和0.7条件下横向强迫振动单方柱的锁定现象、涡脱落过程和近尾迹特性,用流动显示和热线技术进行了研究,结果表明锁定区的范围随振幅比和雷诺数的增高而扩大,在大振幅比情况下,锁定区上、下临界折合速度值比小振幅比情况均有增高。流动显示结果清晰而系统地揭示了柱振动频率越过共振锁定点时,方柱上下两侧涡脱落规律发生的变化以及振幅的改变对近尾迹结构的影响。在低振幅比情况下,锁定区近尾迹结构基本为2S 型,在高振幅比情况下,由2S 型变为 P+S 型,这是非对称的尾迹结构,每一振动周期,从物体上脱落三个涡。在高频振动情况下,近尾迹由大尺度涡结构转化为小尺度涡结构。     

前飞状态直升机旋翼/机身非定常气动干扰的分析

一个计算旋翼/机身/尾迹间非定常气动干扰的分析方法是建立在二阶升力线/全展自由涡模型和机身面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度和旋翼/尾迹在机身表面的诱导速度，形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例，对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算，其结果与实验值相吻合。     

基于大涡模拟的NACA0012翼型流动分离研究

本文针对翼型流动分离问题，利用求解RANS方程和大涡模拟数值计算方法，通过常用的三种湍流模型的对比：k-epsilon、SST k-omega和BSL Reynolds Stress，最终选取SSTk-omega湍流模型对NACA0012翼型进行定常流动和非定常流动数值计算，得到翼型的升力系数特性曲线和翼型上下翼面的速度和压力云图。研究结果表明，大涡模拟能够捕捉流动分离区域中主要涡结构，在一个周期的不同时间步能够观测到分离涡从附着、发展、脱落到再附着的完整演化过程，对翼型流动控制的研究具有一定的参考，为飞行器的增升减阻设计提供了理论支持。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析,探讨了绕流Re数对非对称涡结构和气动特性的影响,得出Re数不仅影响分离线位置和绕流流态结构,而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度,非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下,两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因;在两侧不同的流态下,转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

圆柱形空腔内气云爆炸波对壁面的作用

从非定常Ｅｕｌｅｒ方程出发，用高精度高分辨率的ＴＶＤ格式，对圆柱形空腔内的气云爆炸波对壁面作用问题进行了数值模拟。计算获得圆柱形空腔内气云爆炸场的复杂的波系结构及其演化过程、壁面任意指定点的压力时间曲线。本文还给出了同体积、不同形状的气云爆炸对壁面的作用效应。     

前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计算了不同前飞状态的自由尾迹形状，展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上，应用自由尾迹分析，对前飞桨叶气动载荷进行了计算，分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。     

基于自由涡尾迹法和面元法全耦合风力机气动特性计算

风力机气动特性主要由叶片贡献,但是处在流场下游的机身(包括机舱和塔架)对其也会产生影响。基于自由涡尾迹方法与面元法,得到了一个较为完备的风力机叶片与机身气动干扰的迭代计算方法。在该方法中,叶片用位于1/4弦线的一根升力涡线代替,结合叶片尾缘拖出的涡线建立自由涡尾迹模型,机身绕流模拟采用了一阶面元方法,将自由涡尾迹方法和面元法耦合模拟风力机主要气动特性。最后用该分析方法计算了NREL phaseVI风力机的气动特性,与实验结果进行比较和分析,验证了全耦合模型的有效性。     

一种绕曲面物体的可压缩湍流混合格式(英文)

提出了一种中心-迎风型混合格式。在该混合格式中,中心差分格式和Roe通量差分裂格式进行混合,它们之间的切换通过一个二进制开关函数实现。为了验证该混合格式在计算绕曲面物体可压缩湍流问题时的可靠性,尤其是带激波的流动问题,采用分离涡模拟方法计算了3个典型的问题。研究结果表明,当前数值结果与已有的实验数据相符较好,这说明该混合格式可以用来研究带激波和湍流的曲面物体可压缩绕流问题。     

共轴刚性旋翼流场测量试验研究

利用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)试验技术,开展了共轴刚性旋翼桨尖涡尾迹以及桨叶周围流场的测量试验,获得了单/双旋翼桨尖涡的运动轨迹以及桨尖诱导速度分布,研究了旋翼前进比对尾迹边界倾斜角的影响规律,进行了大前进比下强径向流对桨叶周围流场的影响机理研究。结果表明:强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离以及延迟失速的特性,前进比μ=0.64比μ=0.53后缘分离点延迟了约18%;后行侧反流区前进比越大反流强度越强;悬停状态双/上旋翼涡收缩性最快,单旋翼尾迹涡收缩性次之,下旋翼尾迹涡收缩性最慢。测量结果合理可信,为开展旋翼流动机理理论研究及提高CFD分析精度奠定了基础。     

悬停状态旋翼非定常尾迹测量

用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边值、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对悬停状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：悬停状态旋翼尾迹轴向速度在其展向的最大值可达或超过动量理论值的两倍；而桨尖涡区域的瞬态值则高达动量理论值的１０倍。旋翼桨距、桨叶片数的     

翼面吹气对过失速非定常翼面涡的影响

在１ｍ低速风洞中，研究了边条翼在近人速非定常流动控制后的空间流态。实验采用翼面吹气控制翼面非定常流动，通过烟流显示涡轨迹和涡破碎位置，用相锁照相技术记录空间流态，结论表明，在机翼上仰过程中，翼面吹气能延迟前缘涡的破碎，在机翼下俯过程中，吹气有利于前缘涡的生成和发展。